RU2648528C1 - Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове - Google Patents

Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове Download PDF

Info

Publication number
RU2648528C1
RU2648528C1 RU2016148282A RU2016148282A RU2648528C1 RU 2648528 C1 RU2648528 C1 RU 2648528C1 RU 2016148282 A RU2016148282 A RU 2016148282A RU 2016148282 A RU2016148282 A RU 2016148282A RU 2648528 C1 RU2648528 C1 RU 2648528C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
pressure rotor
rotor shaft
rotational speed
rotors
low
Prior art date
Application number
RU2016148282A
Other languages
English (en)
Inventor
Валентин Васильевич Быстров
Василий Юрьевич Критский
Сергей Петрович Куница
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2016148282A priority Critical patent/RU2648528C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2648528C1 publication Critical patent/RU2648528C1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

Изобретение относится к управлению авиационным двигателем. Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове заключается в уменьшении частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления. При этом частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают до достижения роторами одинаковой частоты вращения. Роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, после чего частоту вращения роторов уменьшают до останова. Изобретение обеспечивает стабильную подачу масла к опорам двигателя на останове до полной остановки всех роторов двигателя, а также позволяет снизить эффект «прихватывания» вала ротора высокого давления при останове. 1 ил.

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухкаскадным газотурбинным двигателем в частности, при останове.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является раскрытый в описании к системе запуска турбовентиляторного газотурбинного двигателя, способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове, включающий уменьшение частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления. /RU 161322 U1 МПК B64C 19/00 Опубликовано: 20.04.2016/
В известных конструкциях двухроторных газотурбинных двигателей роторы высокого и низкого давления вращаются свободно относительно друг друга. Кинематическая связь либо отсутствует вообще, либо осуществлена за счет межроторных или межвальных подшипников. При остановке двигателя ротор высокого давления, в связи с загрузкой приводами агрегатов и систем, останавливается раньше ротора низкого давления. Выбег ротора высокого давления в несколько раз (по времени) меньше выбега ротора низкого давления. При останове ротора высокого давления происходит прекращение работы маслонасосов и подачи масла к подшипникам, на которые опирается ротор низкого давления, и подшипникам, расположенным между роторами. Это приводит к снижению ресурса опор двигателя. Кроме того, ранний останов ротора высокого давления может вызвать «прихватывание» из-за касания рабочих лопаток турбины о статор, лабиринтов уплотнений о статор и т.д., что может сделать невозможным повторный запуск двигателя.
Задачей изобретения является повышение эксплуатационной надежности.
Ожидаемый технический результат:
- Стабильная подача масла к опорам двигателя на останове вплоть до полной остановки всех роторов двигателя;
- Снижение «прихватывания» вала ротора высокого давления при останове.
Технический результат достигается тем, что известный способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове, включающий уменьшение частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления, согласно изобретению частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают до достижения роторами одинаковой частоты вращения, роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, после чего частоту вращения роторов уменьшают до останова.
Сущность изобретения заключается в создании условий взаимодействия вала высокого давления и вала низкого давления, при их относительном вращении в том или ином направлении. Это взаимодействие может быть достигнуто с помощью обгонных муфт путем обеспечения давления звеньев при их вращении в одном направлении и исключения давления в другом направлении (например, нефрикционные храповые муфты) либо путем заклинивания самоторможения одного звена относительно другого в одном направлении и свободного вращения в другом направлении (фрикционные муфты). Для реализации способа в рамках изобретения допускается использование обеих разновидностей муфт любых конструкций, обеспечивающих передачу свободного хода, по схеме одинарного - одностороннего действия. По этой схеме муфта имеет два звена - входное и выходное. Входное звено передает вращающий момент только в одном направлении, а в другом направлении вращается свободно относительно выходного звена, т.е. перестает быть ведущим.
В обеих разновидностях различие условий взаимодействия достигается выбором углов давления одного звена на другое. Чтобы произошло заклинивание звеньев в режиме передачи движения, угол скоса α выбирают из условия α<2ρ, где ρ - угол трения. С другой стороны, α ограничен возможностью расклинивания. Обычно принимают α=7°.
Способ поясняется чертежом.
Согласование частоты вращения роторов при останове осуществляется за счет установки между валом высокого 1 и валом низкого 2 давления обгонной муфты 3. Установку обгонной муфты осуществляют в промежуточном корпусе между валами компрессора высокого и низкого давления. В данном случае ведомым валом является вал ротора высокого давления. При останове двигателя ротор низкого давления 2 через обгонную муфту 3 входит в зацепление с ротором высокого давления, не позволяя ему остановиться раньше или за счет инерции свободного вращения ротора низкого давления - подкрутить ротор высокого давления.
Пример
Способ реализован на летательном аппарате, двигатель которого оборудован обгонной муфтой, установленной между валами роторов высокого и низкого давлений. Конструкция обводной муфты и ее настроечные характеристики обеспечивают зацепление ротора низкого давления с ротором высокого давления при установленной частоте вращения ротора низкого давления.
Пример (Останов двигателя)
В процессе эволюций летательного аппарата в полете в двухроторном газотурбинном двигателе путем подачи и сжигания топлива, поддерживали частоту вращения вала ротора высокого давления выше частоты вращения вала ротора низкого давления.
После посадки летательного аппарата и отключения подачи топлива вал ротора низкого давления вращался свободно по инерции, а вал ротора высокого давления, в связи с загрузкой приводами агрегатов и систем, останавливался со скоростью, большей скорости вала ротора низкого давления.
При достижении установленной частоты вращения вала ротора низкого давления и соответствующей ей частоте вращения вала ротора высокого давления с помощью обгонной муфты производили зацепление роторов. Энергия свободно вращающегося вала ротора низкого давления передается валу ротора высокого давления. Продолжительность вращения вала ротора высокого давления до полной его остановки увеличилась приблизительно в 2-3 раза (по времени).
Продолжительность работы маслонасосов и подачи масла к подшипникам, на которые опираются роторы, также увеличилась. Прихватывание вала ротора высокого давления из-за касания рабочих лопаток турбины о статор и лабиринтов уплотнений о статор не наблюдалось. Двигатель всегда штатно повторно запускался.
Использование изобретения позволяет стабильно подавать масла к опорам двигателя на останове вплоть до полной остановки всех роторов двигателя, снизить эффект «прихватывания» вала ротора высокого давления при останове.

Claims (1)

  1. Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове, включающий уменьшение частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления, отличающийся тем, что частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают до достижения роторами одинаковой частоты вращения, роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, после чего частоту вращения роторов уменьшают до останова.
RU2016148282A 2016-12-09 2016-12-09 Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове RU2648528C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016148282A RU2648528C1 (ru) 2016-12-09 2016-12-09 Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016148282A RU2648528C1 (ru) 2016-12-09 2016-12-09 Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2648528C1 true RU2648528C1 (ru) 2018-03-26

Family

ID=61707889

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016148282A RU2648528C1 (ru) 2016-12-09 2016-12-09 Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2648528C1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020125368A1 (en) * 2001-02-14 2002-09-12 Phelps Arthur E. Ultralight coaxial rotor aircraft
RU2277179C2 (ru) * 2004-06-29 2006-05-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Способ запуска газотурбинных двигателей многодвигательного летательного аппарата
RU161322U1 (ru) * 2015-04-22 2016-04-20 Сергей Вячеславович Левтонов Система запуска в воздухе турбовентиляторного газотурбинного двигателя
US20160160662A1 (en) * 2014-12-09 2016-06-09 United Technologies Corporation Turbine airfoil attachment with serration profile

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020125368A1 (en) * 2001-02-14 2002-09-12 Phelps Arthur E. Ultralight coaxial rotor aircraft
RU2277179C2 (ru) * 2004-06-29 2006-05-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Способ запуска газотурбинных двигателей многодвигательного летательного аппарата
US20160160662A1 (en) * 2014-12-09 2016-06-09 United Technologies Corporation Turbine airfoil attachment with serration profile
RU161322U1 (ru) * 2015-04-22 2016-04-20 Сергей Вячеславович Левтонов Система запуска в воздухе турбовентиляторного газотурбинного двигателя

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10577118B2 (en) Power plant management system for dual engine helicopter in single engine operation mode
EP3283369B1 (en) Inlet guide vane control for aircraft single engine operation
EP2987961B1 (en) Gas turbine engine system and corresponding method
KR102534791B1 (ko) 선택적인 결합 수단을 가진 추진 유닛
US9624870B2 (en) Adaptive fan system for a variable cycle turbofan engine
KR101596057B1 (ko) 가역 전기 기계를 포함한 터빈 엔진
US8350398B2 (en) Aeroengine starter/generator arrangement
RU2663786C2 (ru) Способ оптимизации удельного расхода топлива двухмоторного вертолета
EP3543483B1 (en) Windmill lubrication gear train for lubricant system in a geared gas turbine engine
US20110154805A1 (en) Power augmentation system for an engine powered air vehicle
EP3121469A1 (en) Drive shaft assembly
US20220106032A1 (en) Aircraft engine with clutch and mechanical lock
RU2648528C1 (ru) Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове
CN110953070A (zh) 具有起动辅助的发动机
RU2634505C1 (ru) Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации
RU2670997C1 (ru) Пусковая система газотурбинного двигателя
RU2639260C1 (ru) Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем
US20240059422A1 (en) Multi-drive unit propulsion system for an aircraft
US11905888B2 (en) Multi-engine system and power transfer between engines thereof
CA2963778A1 (en) Power plant management system for dual engine helicopter in single engine operation mode